CN109573099A - 飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置 - Google Patents
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Abstract
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置包括结构框架、加载机构、标准测量单元、上位机和微调机构；所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器依次连接后安装在所述结构框架上；所述微调机构支撑所述加载机构，通过微调所述加载机构的位置使所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器处于同一直线上；所述标准测量单元与所述上位机无线连接；被校力传感器与飞行控制模拟器连接。
Description
技术领域
本发明涉及计量校准领域，具体涉及一种飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置。
背景技术
飞机首飞前需要进行大量的地面模拟试验，包括主飞控***试验、高升力***试验、油压***试验、起飞架***试验等。
飞行控制地面模拟试验需要搭建和飞机一比一的台架，包含机头、机身、左翼、右翼、尾翼、测试间和楼梯护栏。
飞机主飞控***用于对飞机进行控制，实现飞机在空中的纵向、横向及航向控制和配平，空中减速控制以及飞机接地后或中止起飞时的控制。飞机高升力***由机翼上左右对称的十块前缘缝翼和四块后缘缝翼组成。他们的作用是通过缝翼向下前伸和缝翼后退偏转，改变机翼弯度和面积，增加飞机起飞时的升力和着陆时的升力和阻力，从而缩小飞机起飞和滑跑距离。
在主飞控***和高升力***试验中，监测力值大小需要大量的力传感器，最大力值可达到100kN，力传感器的准确与否直接影响了整个主飞控***和高升力***试验。因此对传感器和整个控制***的校准是非常重要和必要的，由于控制***无法搬运到实验室进行校准，所以只能对传感器和整个控制***进行现场校准。
目前飞行控制模拟器拉压载荷试验***都是拆分开进行校准，传感器拆下送到计量力学实验室进行校准，试验***控制柜的数采***也是送到计量电学实验室进行校准，这样分开校准不能完整的评判整个***的测量精度，采用现场整体校准方法一方面可以避免将力传感器的特性指标当作***的指标使用，另一方面使被校力传感器的受力方向为平时工作时的受力方向，最大程度复现原位状态，保证数据的真实性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，解决飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准问题。
为了达到上述的目的，本发明提供一种飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，包括结构框架、加载机构、标准测量单元、上位机和微调机构；所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器依次连接后安装在所述结构框架上；所述微调机构支撑所述加载机构，通过微调所述加载机构的位置使所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器处于同一直线上；所述标准测量单元与所述上位机无线连接；被校力传感器与飞行控制模拟器连接。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，所述结构框架包括底座、方向舵支座和可移动端横；所述可移动端横置于所述底座一端，能在所述底座一端上移动，移动到位后再与所述底座固定连接；所述底座另一端及所述可移动端横上各设有一所述方向舵支座；所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器依次串连后两端分别与两个所述向舵支座连接。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，与可移动端横连接的方向舵支座能在可移动端横上移动，移动到位后再与所述可移动端横固定连接。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，在所述底座一端设置两排螺纹孔，同一排不同螺纹孔到底座另一端方向舵支座的距离不同，两排螺纹孔用于分别连接所述可移动端横两侧。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，所述可移动端横上设有两条T型槽条，在所述T型槽条内放置T型螺母，该T型螺母可在 T型槽条内移动，所述方向舵支座通过螺钉与所述T型螺母连接。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，所述方向舵支座包括安装板、U型安装座和插销，所述U型安装座固连在所述安装板一表面上，且开口背向该表面；所述U型安装座上设有插销孔；所述安装板两侧均设有螺纹孔。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，所述标准测量单元包括标准力传感器、电荷放大器和无线测控装置；标准力传感器将标准力信息转化为相应的电荷量输出，该输出经电荷放大器调理放大转化为电压并进行A/D转换，再通过无线测控装置以无线传输方式发射到所述上位机。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，加载机构采用电液伺服控制技术，以伺服油源和作动器作为动力源和执行机构，以数字计算机为载荷控制和数据处理中心。
上述飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其中，所述微调机构是基于蜗轮蜗杆螺旋丝杆升降传动的机械机构，实现对加载机构、标准力传感器和被校力传感器串联组合整体的升降微调，确保施力角度误差小于1°。
与现有技术相比，本发明的有益技术效果是：
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，通过研制由微调机构、加载机构和结构框架组成的校准装置实现了飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准，微调机构和结构框架的组合确保加载机构能够沿着标准力传感器和被校力传感器中心轴线正确施加标准力；
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，可移动端横解决了各种被校传感器尺寸大小的问题，确保每个传感器可以有足够的空间安装；
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，基于无线传感网络的标准测量单元，能够将现场校准的数据处理终端与被校力传感器的上位机(飞行控制模拟器)放置在一起，便于在校准过程中进行数字化比对，减少校准过程中被校设备输出值与标准输出值之间读数的时间差，使校准工作顺利开展；
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，采用电液伺服机构加载，以油源和作动器作为动力源和执行机构，以数字计算机为载荷控制和数据处理中心，配以数据采集、位移传感器和力传感器激励模块和安全保护模块等构成，既可以做到力值控制，也可以做到位移控制；
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，一侧采用蜗轮蜗杆螺旋丝杆升降传动的微调机构，另一侧采用T型槽和T型槽螺钉的上下移动机构，两者相配合，使被校力传感器的受力方向为平时工作时的受力方向，最大程度复现原位状态。
附图说明
本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置由以下的实施例及附图给出。
图1为本发明较佳实施例的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置俯视图。
图2为本发明较佳实施例中微调机构示意图。
图3为本发明较佳实施例中可移动端横的结构示意图，其中(a)为侧视图， (b)为俯视图。
图4为本发明较佳实施例中方向舵支座的结构示意图，其中(a)为侧视图， (b)为俯视图。
具体实施方式
以下将结合图1～图4对本发明的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置作进一步的详细描述。
图1所示为本发明较佳实施例的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置俯视图；图2所示为本发明较佳实施例中微调机构示意图。
参见图1，本实施例的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置包括结构框架、加载机构20、标准测量单元30、上位机40和微调机构50；
所述加载机构20、标准测量单元30和被校力传感器60依次连接后安装在所述结构框架上；
所述微调机构50支撑所述加载机构20，通过微调所述加载机构20的位置使所述加载机构20、标准测量单元30和被校力传感器60处于同一直线上；
所述标准测量单30元与所述上位机40无线连接；被校力传感器60与飞行控制模拟器70连接。
所述结构框架用于安装固定加载机构、标准测量单元和被校力传感器；所述标准测量单元包括标准力传感器，所述加载机构通过力的传递对所述标准力传感器和被校力传感器施力；所述微调机构保证加载机构、标准测量单元和被校力传感器处于同一直线上，使力直线传递，保证标准力传感器测得的力与被校力传感器测得的力为同一力；被校力传感器测得的力由飞行控制模拟器显示，标准力传感器测得的力由所述上位机显示，比对标准力传感器和被校力传感器的测量结果，实现被校力传感器的校准。
继续参见图1，所述结构框架包括底座11、方向舵支座12和可移动端横13；所述可移动端横13置于所述底座11一端，可在所述底座11一端上移动，移动到位后再与所述底座11固定连接；所述底座11另一端及所述可移动端横13上各设有一所述方向舵支座12；所述加载机构20、标准测量单元30和被校力传感器60依次串连后两端分别与两个所述向舵支座12连接。
较佳地，与可移动端横13连接的方向舵支座12可在可移动端横13上移动，移动到位后再与所述可移动端横13固定连接。
较佳地，在所述底座11一端设置两排螺纹孔111，同一排不同螺纹孔111 到底座11另一端方向舵支座12的距离不同，两排螺纹孔111用于分别连接所述可移动端横13两侧，以此实现可移动端横13在底座11上位置的移动，从而适应加载机构20、标准测量单元30和被校力传感器60串连的长度。因为不同型号的标准力传感器和被校力传感器大小不同，因此加载机构20、标准测量单元 30和被校力传感器60的串连长度不同，而加载机构20、标准测量单元30和被校力传感器60的串联组合安装于底座11另一端与可移动端横13之间，如图1所示。
图3所示为本发明较佳实施例中可移动端横的结构示意图，其中(a)为侧视图，(b)为(a)中的A-A视图；图4所示为本发明较佳实施例中方向舵支座的结构示意图，其中(a)为侧视图，(b)为俯视图。
参见图3，所述可移动端横上设有两条T型槽条131，在所述T型槽条131 内放置T型螺母，该T型螺母可在T型槽条131内移动。
参见图4和图1，所述方向舵支座包括安装板121、U型安装座122和插销 123，所述U型安装座122固连在所述安装板121一表面上，且开口背向该表面；所述U型安装座122上设有插销孔124；所述安装板121两侧均设有螺纹孔125。
所述方向舵支座通过安装板121的螺纹孔125和螺钉与所述可移动端横T 型槽条131内的T型螺母连接，拧紧螺钉后，T型螺母紧固在可移动端横上，即T型螺母的位置固定，方向舵支座的安装位置固定，移动T型螺母，可改变 T型螺母在可移动端横上的位置，即改变方向舵支座在可移动端横上的位置。
所述U型安装座122上的插销孔124和插销123用于安装加载机构20或被校力传感器60。
所述标准测量单元30包括标准力传感器、电荷放大器和无线测控装置；标准力传感器将标准力信息转化为相应的电荷量输出，该输出经电荷放大器调理放大转化为电压并进行A/D转换，再通过无线测控装置以无线传输方式发射到所述上位机40。利用无线传输的方式避免了现场校准时因为接线而产生的限制性问题。
所述加载机构采用电液伺服控制技术，以伺服油源和作动器作为动力源和执行机构，以数字计算机为载荷控制和数据处理中心，配以数据采集、位移传感器和力传感器激励模块和安全保护模块等构成。伺服油源负责为***提供压力油液；子站具有压力显示、减压和油路通断的功能；保护模块安装伺服阀和安全控制元件；作动器安装内置位移传感器和内置力传感器；上位机负责人机交互和数据显示处理。
参见图2，所述微调机构是基于蜗轮蜗杆螺旋丝杆升降传动的机械机构，实现了对整个加载机构、标准力传感器和被校力传感器串联组合的升降微调，确保施力角度误差小于1°。此种结构传动比大，工作平稳，噪声小，反行程可自锁，能够轻松的停留于任意位置。
本发明虽然已较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案作出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，一局本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (9)
1.飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，包括结构框架、加载机构、标准测量单元、上位机和微调机构；
所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器依次连接后安装在所述结构框架上；
所述微调机构支撑所述加载机构，通过微调所述加载机构的位置使所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器处于同一直线上；
所述标准测量单元与所述上位机无线连接；被校力传感器与飞行控制模拟器连接。
2.如权利要求1所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，所述结构框架包括底座、方向舵支座和可移动端横；所述可移动端横置于所述底座一端，能在所述底座一端上移动，移动到位后再与所述底座固定连接；所述底座另一端及所述可移动端横上各设有一所述方向舵支座；所述加载机构、标准测量单元和被校力传感器依次串连后两端分别与两个所述向舵支座连接。
3.如权利要求2所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，与可移动端横连接的方向舵支座能在可移动端横上移动，移动到位后再与所述可移动端横固定连接。
4.如权利要求2所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，在所述底座一端设置两排螺纹孔，同一排不同螺纹孔到底座另一端方向舵支座的距离不同，两排螺纹孔用于分别连接所述可移动端横两侧。
5.如权利要求2所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，所述可移动端横上设有两条T型槽条，在所述T型槽条内放置T型螺母，该T型螺母可在T型槽条内移动，所述方向舵支座通过螺钉与所述T型螺母连接。
6.如权利要求5所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，所述方向舵支座包括安装板、U型安装座和插销，所述U型安装座固连在所述安装板一表面上，且开口背向该表面；所述U型安装座上设有插销孔；所述安装板两侧均设有螺纹孔。
7.如权利要求1所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，所述标准测量单元包括标准力传感器、电荷放大器和无线测控装置；标准力传感器将标准力信息转化为相应的电荷量输出，该输出经电荷放大器调理放大转化为电压并进行A/D转换，再通过无线测控装置以无线传输方式发射到所述上位机。
8.如权利要求1所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，加载机构采用电液伺服控制技术，以伺服油源和作动器作为动力源和执行机构，以数字计算机为载荷控制和数据处理中心。
9.如权利要求1所述的飞行控制模拟器拉压载荷试验***现场校准装置，其特征在于，所述微调机构是基于蜗轮蜗杆螺旋丝杆升降传动的机械机构，实现对加载机构、标准力传感器和被校力传感器串联组合整体的升降微调，确保施力角度误差小于1°。
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